L'alliage à haute température est également appelé alliage résistant à la chaleur. Selon la structure de la matrice, les matériaux peuvent être divisés en trois catégories : à base de fer, à base de nickel et à base de chrome. Selon le mode de production, il peut être divisé en superalliage déformé et superalliage coulé.
C'est une matière première indispensable dans le domaine aérospatial. C’est le matériau clé de la partie haute température des moteurs de fabrication aérospatiale et aéronautique. Il est principalement utilisé pour la fabrication de chambres de combustion, d'aubes de turbine, d'aubes de guidage, de disques de compresseur et de turbine, de carters de turbine et d'autres pièces. La plage de température de service est de 600 ℃ à 1 200 ℃. Les contraintes et les conditions environnementales varient selon les pièces utilisées. Il existe des exigences strictes concernant les propriétés mécaniques, physiques et chimiques de l'alliage. C'est le facteur décisif pour les performances, la fiabilité et la durée de vie du moteur. Les superalliages constituent donc l’un des projets de recherche clés dans les domaines de l’aérospatiale et de la défense nationale dans les pays développés.
Les principales applications des superalliages sont :
1. Alliage haute température pour chambre de combustion
La chambre de combustion (également connue sous le nom de tube de flamme) des turbomachines d’aviation est l’un des composants clés à haute température. Étant donné que l'atomisation du carburant, le mélange de pétrole et de gaz et d'autres processus sont effectués dans la chambre de combustion, la température maximale dans la chambre de combustion peut atteindre 1 500 ℃ - 2 000 ℃, et la température des parois dans la chambre de combustion peut atteindre 1 100 ℃. Dans le même temps, il supporte également le stress thermique et le stress gazeux. La plupart des moteurs à rapport poussée/poids élevé utilisent des chambres de combustion annulaires, qui ont une courte longueur et une capacité thermique élevée. La température maximale dans la chambre de combustion atteint 2 000 ℃ et la température des parois atteint 1 150 ℃ après refroidissement par film de gaz ou par vapeur. De grands gradients de température entre diverses pièces généreront une contrainte thermique, qui augmentera et diminuera fortement lorsque l'état de fonctionnement change. Le matériau sera soumis à des chocs thermiques et à des charges de fatigue thermique, ainsi qu'à des déformations, des fissures et d'autres défauts. Généralement, la chambre de combustion est constituée d'un alliage en tôle et les exigences techniques sont résumées comme suit en fonction des conditions de service de pièces spécifiques : elle présente une certaine résistance à l'oxydation et à la corrosion des gaz dans les conditions d'utilisation d'un alliage et d'un gaz à haute température ; Il présente une certaine résistance instantanée et d'endurance, des performances de fatigue thermique et un faible coefficient de dilatation ; Il a suffisamment de plasticité et de capacité de soudure pour assurer le traitement, le formage et la connexion ; Il présente une bonne stabilité organisationnelle sous cycle thermique pour garantir un fonctionnement fiable pendant toute la durée de vie.
un. Stratifié poreux en alliage MA956
Au début, le stratifié poreux était constitué d'une feuille d'alliage HS-188 par liaison par diffusion après avoir été photographié, gravé, rainuré et poinçonné. La couche interne peut être transformée en canal de refroidissement idéal selon les exigences de conception. Ce refroidissement de structure n'a besoin que de 30 % du gaz de refroidissement du refroidissement par film traditionnel, ce qui peut améliorer l'efficacité du cycle thermique du moteur, réduire la capacité thermique réelle du matériau de la chambre de combustion, réduire le poids et augmenter le poids de poussée. rapport. À l’heure actuelle, il est encore nécessaire de percer la technologie clé avant de pouvoir la mettre en pratique. Le stratifié poreux en MA956 est une nouvelle génération de matériau de chambre de combustion introduite par les États-Unis, qui peut être utilisé à 1 300 ℃.
b. Application de composites céramiques dans la chambre de combustion
Les États-Unis ont commencé à vérifier la faisabilité de l’utilisation de céramiques pour les turbines à gaz depuis 1971. En 1983, certains groupes engagés dans le développement de matériaux avancés aux États-Unis ont formulé une série d’indicateurs de performance pour les turbines à gaz utilisées dans les avions avancés. Ces indicateurs sont : augmenter la température d'entrée de la turbine à 2 200 ℃ ; Fonctionner dans l'état de combustion du calcul chimique ; Réduire la densité appliquée à ces pièces de 8g/cm3 à 5g/cm3 ; Annuler le refroidissement des composants. Afin de répondre à ces exigences, les matériaux étudiés comprennent le graphite, les composites à matrice métallique, les composites à matrice céramique et les composés intermétalliques en plus des céramiques monophasées. Les composites à matrice céramique (CMC) présentent les avantages suivants :
Le coefficient de dilatation du matériau céramique est bien inférieur à celui de l'alliage à base de nickel et le revêtement est facile à décoller. La fabrication de composites céramiques avec un feutre métallique intermédiaire peut surmonter le défaut d'écaillage, qui est la direction de développement des matériaux de la chambre de combustion. Ce matériau peut être utilisé avec 10 % à 20 % d'air de refroidissement, et la température de l'isolation arrière métallique n'est que d'environ 800 ℃, et la température du support thermique est bien inférieure à celle du refroidissement divergent et du refroidissement par film. Les carreaux de protection en superalliage moulé B1900 + revêtement céramique sont utilisés dans le moteur V2500, et l'orientation du développement est de remplacer les carreaux B1900 (avec revêtement céramique) par un composite à base de SiC ou un composite C/C anti-oxydation. Le composite à matrice céramique est le matériau de développement de la chambre de combustion du moteur avec un rapport de poussée et de poids de 15 à 20 et sa température de service est de 1 538 ℃ à 1 650 ℃. Il est utilisé pour les tubes à flamme, les murs flottants et la post-combustion.
2. Alliage haute température pour turbine
L'aube de turbine de moteur d'avion est l'un des composants qui supportent la charge thermique la plus sévère et le pire environnement de travail dans le moteur d'avion. Il doit supporter des contraintes très importantes et complexes à haute température, ses exigences en matière de matériaux sont donc très strictes. Les superalliages pour aubes de turbines de moteurs aéronautiques se répartissent en :
a. Alliage haute température pour guide
Le déflecteur est l’une des pièces de la turbomachine les plus impactées par la chaleur. Lorsqu'une combustion inégale se produit dans la chambre de combustion, la charge thermique de l'aube directrice du premier étage est importante, ce qui est la principale raison de l'endommagement de l'aube directrice. Sa température de service est d'environ 100 ℃ supérieure à celle de l'aube de turbine. La différence est que les pièces statiques ne sont pas soumises à des contraintes mécaniques. Habituellement, il est facile de provoquer des contraintes thermiques, des distorsions, des fissures de fatigue thermique et des brûlures locales causées par un changement rapide de température. L'alliage d'aube directrice doit avoir les propriétés suivantes : une résistance suffisante à haute température, des performances de fluage permanentes et de bonnes performances de fatigue thermique, une résistance élevée à l'oxydation et des performances de corrosion thermique, une résistance aux contraintes thermiques et aux vibrations, une capacité de déformation par flexion, de bonnes performances de moulage et de soudabilité du processus de coulée, et les performances de protection du revêtement.
À l'heure actuelle, la plupart des moteurs avancés avec un rapport poussée/poids élevé utilisent des pales creuses coulées et des superalliages directionnels et monocristallins à base de nickel sont sélectionnés. Le moteur avec un rapport poussée/poids élevé a une température élevée de 1 650 ℃ à 1 930 ℃ et doit être protégé par un revêtement d'isolation thermique. La température de service de l'alliage de lame dans des conditions de refroidissement et de protection du revêtement est supérieure à 1 100 ℃, ce qui impose de nouvelles exigences plus élevées en matière de coût de densité de température du matériau de la lame de guidage à l'avenir.
b. Superalliages pour aubes de turbine
Les aubes de turbine sont les principales pièces rotatives caloporteuses des moteurs d’avion. Leur température de fonctionnement est inférieure de 50 ℃ à 100 ℃ à celle des lames de guidage. Ils supportent de grandes contraintes centrifuges, des contraintes vibratoires, des contraintes thermiques, un récurage du flux d'air et d'autres effets lors de la rotation, et les conditions de travail sont mauvaises. La durée de vie des composants chauds du moteur avec un rapport poussée/poids élevé est supérieure à 2000 heures. Par conséquent, l'alliage d'aube de turbine doit avoir une résistance au fluage et une résistance à la rupture élevées à la température de service, de bonnes propriétés complètes à haute et moyenne température, telles que la fatigue par cycle élevé et faible, la fatigue à froid et à chaud, une plasticité et une ténacité aux chocs suffisantes et une sensibilité aux encoches ; Haute résistance à l'oxydation et résistance à la corrosion ; Bonne conductivité thermique et faible coefficient de dilatation linéaire ; Bonnes performances du processus de coulée ; Stabilité structurelle à long terme, pas de précipitation de phase TCP à température de service. L'alliage appliqué passe par quatre étapes ; Les applications d'alliage déformé incluent GH4033, GH4143, GH4118, etc. ; L'application de l'alliage de coulée comprend K403, K417, K418, K405, l'or solidifié directionnellement DZ4, DZ22, l'alliage monocristallin DD3, DD8, PW1484, etc. À l'heure actuelle, il s'est développé jusqu'à la troisième génération d'alliages monocristallins. Les alliages monocristallins chinois DD3 et DD8 sont respectivement utilisés dans les turbines, les turboréacteurs à double flux, les hélicoptères et les moteurs de navires chinois.
3. Alliage haute température pour disque de turbine
Le disque de turbine est la pièce de roulement tournante la plus sollicitée de la turbomachine. La température de fonctionnement du boudin de roue du moteur avec un rapport de poussée de 8 et 10 atteint 650 ℃ et 750 ℃, et la température du centre de roue est d'environ 300 ℃, avec une grande différence de température. Pendant la rotation normale, il entraîne la lame à tourner à grande vitesse et supporte la force centrifuge, les contraintes thermiques et les contraintes vibratoires maximales. Chaque démarrage et arrêt est un cycle, centre de roue. La gorge, le fond de rainure et le bord supportent tous des contraintes composites différentes. L'alliage doit avoir la limite d'élasticité, la ténacité aux chocs et l'absence de sensibilité aux entailles à la température de service ; Faible coefficient de dilatation linéaire ; Certaines résistances à l'oxydation et à la corrosion ; Bonnes performances de coupe.
4. Superalliage aérospatial
Le superalliage du moteur-fusée liquide est utilisé comme panneau d'injecteur de carburant de la chambre de combustion dans la chambre de poussée ; Coude de pompe à turbine, bride, fixation de gouvernail en graphite, etc. L'alliage à haute température dans le moteur-fusée liquide est utilisé comme panneau d'injecteur de chambre à carburant dans la chambre de poussée ; Coude de pompe à turbine, bride, fixation de gouvernail en graphite, etc. Le GH4169 est utilisé comme matériau pour le rotor de turbine, l'arbre, le manchon d'arbre, la fixation et d'autres pièces de roulement importantes.
Les matériaux du rotor de turbine du moteur-fusée liquide américain comprennent principalement le tuyau d'admission, l'aube de turbine et le disque. L'alliage GH1131 est principalement utilisé en Chine et l'aube de turbine dépend de la température de fonctionnement. Inconel x, Alloy713c, Astroloy et Mar-M246 doivent être utilisés successivement ; Les matériaux des disques de roue comprennent l'Inconel 718, le Waspaloy, etc. Les turbines intégrées GH4169 et GH4141 sont principalement utilisées et le GH2038A est utilisé pour l'arbre du moteur.